что такое ауасп на самолете
Автомат углов атаки и сигнализации перегрузок
Принцип действия АУАСП основан на постоянном измерении текущего угла атаки, местного критического и перегрузки встроенными датчиками и их сравнении с предельно допустимыми на данном типе самолёта. В случае выхода на критический уровень срабатывает звуковая сигнализация и загорается световое табло.
Существует несколько вариантов исполнения системы, принципиально не имеющих больших различий. Конструктивно состоит из датчика угла атаки α (ДУА, флюгера на боку ЛА), датчика критических углов αкр (ДКУ), датчика вертикальной перегрузки ny (ДП) и двустрелочного указателя УАП на приборной доске в кабине самолёта. Сигналы, поступающие с датчиков, усиливаются и преобразуются для механического перемещения двух стрелок (текущий угол атаки и перегрузка) и подвижного сектора указателя, закрывающего часть шкалы. При выходе самолёта на критический режим на указателе УАП стрелка текущих углов атаки приближается к обрезу красного сектора критического угла атаки или стрелка перегрузок к предельной величине и выдаётся предупреждающий сигнал — загорается красная лампа на указателе и выдаётся звуковой сигнал (звонок). Сигнализация АУАСП прописывается средствами объективного контроля, при наличии речевого информатора — дублируется в СПУ.
В случае срабатывания сигнализации АУАСП следует немедленно отдать штурвальную колонку от себя и увеличить режим работы двигателей.
Исполнение и состав АУАСП на разных типах ЛА сильно различаются. Так, в АУАСП-12, стоящий на Ан-26, Ту-95МС, Ту-154 и других старых советских типах самолётов, входит один датчик ДУА-9Р, работающий на постоянном токе напряжением 27 В — им питается как элемент обогрева флюгера, так и переменные резисторы, выдающие сигнал в систему. В комплекс высотно-скоростных параметров ИКВСП, в различных вариантах стоящий на Ан-72, Ан-124, Ан-140 и других самолётах КБ Антонова, входят два датчика аэродинамических углов ДАУ-72, обогрев которых питается однофазным переменным напряжением 115 В, а в качестве датчиков применены бесконтактные сельсины. При разнице сигналов ДАУ загорается табло «ДАУ — рассоглас», а на УАП выводится среднее значение. На самолётах семейства Airbus A320 установлены три ДАУ, что позволяет по мажоритарному принципу выявлять неисправный ДАУ.
Датчик критических углов также может иметь совершенно различное исполнение. Как правило, критический угол вычисляется из положения механизации крыла (по сигналу от концевых выключателей, стоящих на трансмиссии закрылков и предкрылков), скорости или числа Маха (с ростом скорости αкр падает), зачастую также при расчёте αкр учитывается сигнал от сигнализатора обледенения — при обледенении показания критического угла снижаются на 1-2°.
Отключение сигнализации АУАСП может послужить одной из причин катастрофы: так, в 1985 году экипаж Ту-154, разбившегося в Узбекистане, вовремя не осознал, что самолёт переходит в сваливание, так как сигнализация АУАСП либо не сработала (АУАСП мог быть выключен, впоследствии введено автоматическое его включение при разжатии передней опоры шасси), либо не была воспринята правильно. Интересно, что на многих типах самолётов зарубежного производства подобный индикатор в кабине не устанавливается, также и на некоторых отечественных (например, Ан-22) АУАСП отсутствует.
Автомат углов атаки и сигнализации перегрузок
Из Википедии — свободной энциклопедии
Автомат углов атаки и сигнализации перегрузок, АУАСП — элемент пилотажно-навигационного комплекса в самолёте, предназначенный для контроля текущего угла атаки и оповещения экипажа в случае выхода на близкий к критическому или критический угол атаки. Опасность превышения допустимого значения угла атаки состоит в возможном срыве потока и последующем сваливании самолёта в штопор.
Принцип действия АУАСП основан на постоянном измерении текущего угла атаки, местного критического и перегрузки встроенными датчиками и их сравнении с предельно допустимыми на данном типе самолёта. В случае выхода на критический уровень срабатывает звуковая сигнализация и загорается световое табло.
Существует несколько вариантов исполнения системы, принципиально не имеющих больших различий. Конструктивно состоит из датчика угла атаки α (ДУА, флюгера на боку ЛА), датчика критических углов αкр (ДКУ), датчика вертикальной перегрузки ny (ДП) и двустрелочного указателя УАП на приборной доске в кабине самолёта. Сигналы, поступающие с датчиков, усиливаются и преобразуются для механического перемещения двух стрелок (текущий угол атаки и перегрузка) и подвижного сектора указателя, закрывающего часть шкалы. При выходе самолёта на критический режим на указателе УАП стрелка текущих углов атаки приближается к обрезу красного сектора критического угла атаки или стрелка перегрузок к предельной величине и выдаётся предупреждающий сигнал — загорается красная лампа на указателе и выдаётся звуковой сигнал (звонок). Сигнализация АУАСП прописывается средствами объективного контроля, при наличии речевого информатора — дублируется в СПУ.
В случае срабатывания сигнализации АУАСП следует немедленно отдать штурвальную колонку от себя и увеличить режим работы двигателей.
Исполнение и состав АУАСП на разных типах ЛА сильно различаются. Так, в АУАСП-12, стоящий на Ан-26, Ту-95МС, Ту-154 и других старых советских типах самолётов, входит один датчик ДУА-9Р, работающий на постоянном токе напряжением 27 В — им питается как элемент обогрева флюгера, так и переменные резисторы, выдающие сигнал в систему. В комплекс высотно-скоростных параметров ИКВСП, в различных вариантах стоящий на Ан-72, Ан-124, Ан-140 и других самолётах КБ Антонова, входят два датчика аэродинамических углов ДАУ-72, обогрев которых питается однофазным переменным напряжением 115 В, а в качестве датчиков применены бесконтактные сельсины. При разнице сигналов ДАУ загорается табло «ДАУ — рассоглас», а на УАП выводится среднее значение. На самолётах семейства Airbus A320 установлены три ДАУ, что позволяет по мажоритарному принципу выявлять неисправный ДАУ.
Датчик критических углов также может иметь совершенно различное исполнение. Как правило, критический угол вычисляется из положения механизации крыла (по сигналу от концевых выключателей, стоящих на трансмиссии закрылков и предкрылков), скорости или числа Маха (с ростом скорости αкр падает), зачастую также при расчёте αкр учитывается сигнал от сигнализатора обледенения — при обледенении показания критического угла снижаются на 1-2°.
Отключение сигнализации АУАСП может послужить одной из причин катастрофы: так, в 1985 году экипаж Ту-154, разбившегося в Узбекистане, вовремя не осознал, что самолёт переходит в сваливание, так как сигнализация АУАСП либо не сработала (АУАСП мог быть выключен, впоследствии введено автоматическое его включение при разжатии передней опоры шасси), либо не была воспринята правильно. Интересно, что на многих типах самолётов зарубежного производства подобный индикатор в кабине не устанавливается, также и на некоторых отечественных (например, Ан-22) АУАСП отсутствует. [1]
Автомат углов атаки и перегрузки (АУАСП)
Предназначен для определения текущего угла атаки, критического угла атаки αКР, текущей перегрузки nу, и для выдачи сигнализации при достижении самолетом критического угла атаки и перегрузки (см. рис. 19).
1) Указатель атаки и перегрузки УАП.
2) Датчик текущего угла атаки α – ДУА.
3) Датчик критического угла атаки αКР – ДКУ.
4) Датчик перегрузки nу – ДП.
5) Блок коммутации БК.
Рис. 19 – Функциональная cхема АУАСП
Лицевая часть указателя вертикально разделена на две части. На указателе имеется 2 шкалы и 2 стрелки: левая стрелка показывает текущий угол атаки, правая – текущую вертикальную перегрузку. Слева имеется подвижный красный сектор, левый край которого показывает критический угол атаки.
Датчик угла атаки (см. рис. 20) представляет собой устройство, имеющее флажок-флюгер, расположенный на фюзеляже снаружи самолета. При движении самолета плоскость флажка занимает положение вдоль набегающего воздушного потока. На оси флюгера имеется потенциометр.
Рис. 20 – Внешний вид датчика угла атаки ДУА
При изменении положения продольной оси самолета относительно воздушного потока флажок изменяет свое положение относительно продольной оси самолета. Флажок соединен со скользящим контактом потенциометра. Передача информации от датчика на индикатор осуществляется с помощью электрической дистанционной передачи, которая представляет собой самобалансирующийся измерительный мост.
Самобалансирующийся измерительный мост (см. рис. 21) предназначен для передачи на расстояние механических перемещений.
Рис. 21 – Самобалансирующийся мост
При одинаковом расположении скользящих контактов на потенциометрах датчика и указателя точка А и В имеют одинаковые потенциалы φА = φВ, при этом UАВ = 0. Изменение угла атаки самолета α приводит к перемещению скользящего контакта датчика от точки А, что приводит к появлению напряжения UАВ ≠ 0. Оно поступает на усилитель, с усилителя на двигатель, двигатель начинает вращаться и, через редуктор, перемещает скользящий контакт из точки В. Скользящий контакт потенциометра индикатора перемещается двигателем до тех пор, пока скользящий контакт встанет в такое же положение, как в датчике. При этом напряжение UАВ = 0 и двигатель остановится. Одновременно со скользящим контактом двигатель перемещает стрелку индикатора.
Датчик перегрузки представляет собой цилиндр, закрепленный на пружинах. Цилиндр связан со скользящим контактом, который при движении цилиндра перемещается по потенциометру. Потенциометрический датчик включен в схему самобалансирующегося моста для передачи перемещения цилиндра на стрелку указателя (как рассмотрено выше).
Датчик критического угла атаки представляет собой измеритель числа М, в котором имеется манометрическая и анероидная коробки, подается статическое и полное давление, а перемещение подвижных центров коробок передается на потенциометр, который включен в мостовую схему для перемещения подвижного сектора указателя.
Рис. 22 – Электромеханическая cхема АУАСП
При подходе самолета к критическим режимам одна из стрелок подходит к краю красного сектора и включается сигнализация:
— табло «Критический режим»;
— красная лампа на указателе;
— вибратор на штурвале (на некоторых типах ВС).
Сигнализация фиксируется в бортовом устройстве регистрации полета. Экипаж должен об этом доложить на землю после окончания полета.
Прибор требует питания 27В и 115 В, 400Гц. Питание прибора включается автоматически во время разбега самолета сигнализатором приборной скорости или концевым выключателем на шасси. После включения прибора сектор критического угла атаки устанавливается в положение «взлет-посадка» на критический угол, при котором хвостовое оперение касается земли. Перед полетом прибор включается для тест-контроля нажатием на кнопку «КОНТРОЛЬ АУАСП». При этом сектор критического угла атаки устанавливается в положение «взлет-посадка», а обе стрелки прибора перемещаются на границы красных секторов и включается сигнализация «Критический режим». Проверяется также исправность обогрева ДУА.
Автомат углов атаки и сигнализации перегрузок
Автомат углов атаки и сигнализации перегрузок, АУАСП — элемент пилотажно-навигационного комплекса в самолёте, предназначенный для контроля текущего угла атаки и оповещения экипажа в случае выхода на близкий к критическому или критический угол атаки. Опасность превышения допустимого значения угла атаки состоит в возможном срыве потока и последующем сваливании самолёта в штопор.
Принцип действия АУАСП основан на постоянном измерении текущего угла атаки, местного критического и перегрузки встроенными датчиками и их сравнении с предельно допустимыми на данном типе самолёта. В случае выхода на критический уровень срабатывает звуковая сигнализация и загорается световое табло.
В случае срабатывания сигнализации АУАСП следует немедленно отдать штурвальную колонку от себя и увеличить режим работы двигателей.
Отключение сигнализации АУАСП может послужить причиной катастрофы: так, в 1985 году экипаж Ту-154, разбившегося в Узбекистане, вовремя не осознал, что самолёт переходит в сваливание, так как сигнализация АУАСП не сработала. Интересно, что на многих типах самолётов зарубежного производства подобный индикатор в кабине не устанавливается, также и на некоторых отечественных (например, Ан-22) АУАСП отсутствует. [1]
Что такое ауасп на самолете
Approach to Stall Recovery
The following is immediately accomplished at the first indication of stall buffet or stick shaker.
— Advance thrust levers to maximum thrust.
— Smoothly adjust pitch attitude to avoid ground contact obstacles.
— Level the wings (do not change flaps or landing gear configuration).
— Retract the speedbrakes.
When ground contact is no longer factor:
— Adjust pitch attitude to accelerate while minimizing altitude loss.
(вот тут то как раз и отдают штурвал от себя до тангажа в 5гр. Поскольку если на эшелоне терялась скорость и был включен АП, то он триммером задрал нос для поддержания высоты)
— Return to speed appropriate for the configuration.
По большому счету стик шейкер и заменяет АУСП, только, что без стрелочек.
Warning for impending stall is required to occur above actual stall speed. An
artificial stall warning device (stick shaker) provides the required warning.
The stick shakers are eccentric weight motors on each control column. Either
one causes both control columns to vibrate. The system operates in all flight
conditions and configurations but is deactivated on the ground.
Two test switches are on the aft overhead panel. Pressing either switch initiates
a self-test of the respective stall warning channel. The No. 1 activates the
captain stick shaker and the No. 2 activates the first officer stick shaker.
Two independent digital computers provide stall warnings.
Stall warnings occur when the airspeed falls below a specified value for a clean wing
or selected flap setting. The computers receive inputs from angle of attack
vanes, flap position transmitter, N1 and N2 indicators, air / ground relay, air data
computers and leading edge module.
The stall management computers send data to the electronic flight instrument system symbol generator. The symbol generator provides stall warning information to the EADI speed tape and signals for the pitch limit indicator when the flaps are out of the up position.
Two identical independent, Stall Management Yaw Damper (SMYD) computers determine when stall warning is required. Signals for the SMYD’s are:
· Angle of attack
· ADIRU outputs
· Anti-ice configuration
· Wing configuration
· Air / ground sensing
· Thrust
· FMC outputs.
The SMYD computers provide outputs for the stick shaker, signals for the pitch
limit indicator and airspeed displays, GPWS windshear warnings, cautions and
alerts.